EP3472049A1 - Aircraft propulsion unit having reduced aerodynamic drag - Google Patents

Aircraft propulsion unit having reduced aerodynamic drag

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Publication number
EP3472049A1
EP3472049A1 EP17736987.3A EP17736987A EP3472049A1 EP 3472049 A1 EP3472049 A1 EP 3472049A1 EP 17736987 A EP17736987 A EP 17736987A EP 3472049 A1 EP3472049 A1 EP 3472049A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
nacelle
external
air flow
lower beam
beams
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
EP17736987.3A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Alexis LONCLE
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Safran Nacelles SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Nacelles SAS filed Critical Safran Nacelles SAS
Publication of EP3472049A1 publication Critical patent/EP3472049A1/en
Ceased legal-status Critical Current

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plant of jet type
    • B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plant of jet type within or attached to wing

Definitions

  • the present invention relates to the field of turbojet engine nacelles for high dilution rate aircraft.
  • An aircraft is moved by several turbojets each housed in a nacelle.
  • the propulsion unit constituted by a turbojet engine and the platform that receives it is shown in FIG. 1 to which reference is made.
  • the propulsion unit 1 comprises a nacelle 3 supporting a turbojet engine 5.
  • the propulsion unit 1 is connected to the fuselage of the aircraft (not visible) for example by means of a pylon 7 intended to be suspended under a wing of the aircraft.
  • the nacelle 5 generally has a tubular structure comprising an upstream section 9 defining an air inlet upstream of the turbojet engine 5, a median section 11 intended to surround a fan of the turbojet engine, a downstream section 13 comprising an outer cowling 15 able to house a device thrust reverser and intended to surround the combustion chamber of the turbojet, and is generally terminated by an ejection nozzle whose output is located avaj turbojet.
  • This nacelle houses the turbojet S which can be of the double flow type, able to generate through the blades of the rotating fan a flow of hot air (also called primary flow), from the combustion chamber of the turbojet, and a cold air flow (secondary flow) which circulates outside the turbojet engine through a vein 17 (half-vein 17a visible in FIG. 2), also called an annular channel, formed between a shroud of the turbojet engine and an inner wall 18 (internal half-wall 18a visible in Figure 2) of the outer structure 21 (external half-structure 2ia visible in Figure 2) of the nacelle.
  • the two air flows are ejected from the turbojet engine from the rear of the nacelle.
  • FIG. 2 there can be seen a right half-shell 13a of a nacelle which, together with a second semi-shell (not shown, obtained by symmetry with respect to a median plane of the nacelle), forms the downstream structure 13 of the nacelle adapted to come surround the combustion chamber of the turbojet engine (not shown in this figure).
  • this downstream structure can incorporate thrust reversal means, it being understood that the invention also applies to the case of a nacelle smooth, that is to say devoid of means of inversion of thrust.
  • the references AV and AR respectively designate the front (upstream) and rear (downstream) parts of the deml-shell 13a, with respect to the direction of the flow of air intended to circulate inside this half-shell 13a.
  • this half-shell 13a has an internal half-structure 19a, defining a half-cavity C for receiving the turbojet engine (not shown).
  • An internal structure 19 is obtained by assembling two internal half-structures 19a and 19b (only the half-structure 19a is visible in FIG. 2, the half-structure 19b being positioned symmetrically with the half-structure 19a with respect to the median plane of the nacelle).
  • This half-shell 13a also comprises an external structure 21a defining, with the inner half-structure 19a, a half-vein 17a intended to be traversed by a cold air flow flowing between the front and the back of the half shell 13a and defining, with the half-vein obtained by symmetry with respect to the median plane of the nacelle, the vein 17 or annular channel.
  • the connection of the engine to the aircraft is effected by means of a support structure comprising two upper half-longitudinal beams 23a, 23b (only the half-beam 23a is visible in FIG. 2, the half-beam 23b being positioned symmetrically to the half-beam 23a relative to the median plane of the nacelle), conventionally called beams 12 hours because of their position at the top of the nacelle and two lower half-beams 25a, 25b (only the half-beam 25a is visible in Figure 2, the half-beam 25b being positioned symmetrically to the half-beam 25a with respect to the median plane of the nacelle), conventionally called beams 6 hours because of their position in the lower part of the nacelle.
  • the lower half-beams "6 hours" 25a, 25b are conventionally careened by means of fairing plates 26 (represented in FIG. 3 representing the nacelle 3 seen from below) intended to come into contact with the flow of external air flowing around the basket.
  • the half-beams 12 hours and 6 hours are interconnected on the one hand via the internal structure 19 surrounding the turbojet and on the other hand by a substantially annular structure called front frame and generally formed of two half-frames before 27a, 27b (only the front half-frame 27a is visible in FIG. 2, the front half-frame 27b being positioned symmetrically to the front half-frame 27a with respect to the median plane of the pod) each extending between said half -poutres corresponding on both sides of the median plane of the nacelle.
  • This front frame is intended to be attached to the periphery of a downstream edge of a casing of the engine blower and thus contribute to the recovery and transmission of forces between the different parts of the nacelle and the turbojet engine.
  • a gate thrust reverser comprises two half-covers (forming the external cowling 15 visible in Figure 1) each mounted sliding on the upper half-beams 23a, 23b and lower 25a, 25b.
  • the upper and lower half-girders are generally equipped with primary and secondary guide rails allowing a sliding movement of the half-covers of the thrust reverser with grids, on its associated half-beam between alternately a position of the direct jet thrust reverser according to which the half-covers provide the aerodynamic continuity of the nacelle and a position of the inverted jet thrust reverser in which the half-covers are moved downstream of the nacelle.
  • the dilution ratio of a turbojet engine is defined by the ratio between the air mass of the cold air flow passing through the vein of the propulsion unit and the mass of the flow of hot air passing through the turbojet engine.
  • a high dilution ratio for example a ratio of 10
  • the diameter of the flow vane 17 of the cold air flow is increased compared with a motor with a lower dilution ratio.
  • the increase in the diameter of the vein 17 results in a radial distance, relative to the longitudinal axis of the propulsion unit, of the lower half-girders "6 hours" 25a, 25b.
  • FIGS. 3 to 5 show schematically, for a better understanding, this radial spacing of the lower half-beams "6 hours" 25a, 25b induced by the increase in the diameter of the vein 17.
  • the radial distance of the lower half-girders 25a, 25b causes a radial distance of the fairing plates 26 (visible in Figure 3 illustrating the nacelle seen from below) fixed on the outer wall of the lower half-girders "6 hours" and coming in contact with an external air flow F ext flowing around the nacelle.
  • FIG. 4 illustrating the downstream section 13 of the nacelle in longitudinal section on which there is shown an aerodynamic line 29 defined by the shroud plates 26 and an aerodynamic line 31 that would be obtained when the diameter of the vein 17 would have been increased in order to obtain a motor with a higher dilution rate.
  • This increase in the diameter of the nacelle causes an increase in the size and mass of the nacelle. Moreover, it entails also directly an increase in the size of the "beavertail” or “six o'clock rear beam fairing", an Anglo-Saxon term used to designate the fairing 35 in the form of a "beaver tail" downstream of the nacelle and visible in FIGS. and 5. Increasing the size and mass of the nacelle and the "beavertail” will increase the aerodynamic drag of the nacelle.
  • the present invention aims to solve the drawbacks of the prior art, and aims in particular to provide a nacelle for aircraft turbojet engine with a high dilution ratio, having reduced aerodynamic drag compared to nacelles of the prior art.
  • the present invention relates to a nacelle for an aircraft turbojet, comprising:
  • an external structure defining with said fixed internal structure, a flow vein of a secondary air flow
  • said nacelle being remarkable in that an outer wall of the lower beam is designed to define at least partially an external aerodynamic line of the nacelle, intended to come into contact with an air flow external to said nacelle, said outer wall; the lower beam being further adapted to be tolerant of the damage caused by said external air flow.
  • a nacelle whose outer wall of the lower beam is designed to at least partially define an aerodynamic external line of the nacelle and to be tolerant to damage caused by the air flow external to said nacelle, it removes the sheets aerodynamic fairing present in the prior art. This makes it possible to reduce the radial thickness of the lower beam with respect to the thickness obtained for a lower beam used in a turbojet engine of equivalent dilution ratio.
  • the removal of aerofoil plates fairing provided in the prior art allows the lower beam "6 hours" to be directly in contact with the external air flow.
  • the external air flow licks the lower beam 6 hours, which allows to cool more effectively the lower beam compared to the prior art.
  • This is very advantageous because the zone of the propulsion unit in which is located the lower beam 6 hours is a hot zone of the propulsion unit. No additional cooling means of the beam is then necessary thanks to the present invention.
  • the external structure of the nacelle of the invention houses thrust reversing means comprising at least one movable reverser cowl, and the lower and upper beams receive translational guide rails. of said movable inverter cover.
  • the lower beam of the nacelle of the invention comprises two half-beams distributed symmetrically with respect to a median plane of the nacelle.
  • the invention also relates to a propulsion unit for aircraft, remarkable in that it comprises a nacelle according to the invention and a turbojet engine supported by said nacelle, said turbojet engine having a dilution ratio of between 8 and 15.
  • FIG. 1 illustrates a propulsive assembly in isometric view
  • FIG. 2 represents a half-shell of downstream section of nacelle
  • Figure 3 is a bottom view of the nacelle, centered on its downstream section
  • FIG. 4 represents the downstream section of the nacelle in longitudinal section on which are represented the aerodynamic lines of the nacelle;
  • Figure 5 is a side view of the downstream section of the nacelle;
  • Figure 6 is a bottom view of the nacelle according to the invention, centered on its downstream section.
  • FIG. 6 which shows a nacelle 100 according to the invention, seen from below.
  • the nacelle according to the present invention differs from that presented with reference to Figures 1 to 5 in that the "six-hour" lower beam 125 has an outer wall 126 designed to at least partially define an aerodynamic external line of the nacelle.
  • the expression "designed to define at least partially an aerodynamic external line of the nacelle” is understood to mean the characteristic according to which the beam 125 joins the external aerodynamic line 129 of the nacelle. In other words, it is directly the outer wall 126 of the lower beam 125 which is intended to come into contact with an external air flow F ext to said nacelle.
  • the lower beam 125 is thus designed to be tolerant to the damage caused by the external air flow F ext flowing around the nacelle 100.
  • the removal of aerofoil fairing sheets provided in the prior art allows the lower beam 125 to be directly in contact with the external air flow F ext .
  • the external air flow F ext licks the lower beam 125, which allows to cool more effectively the lower beam 125 relative to the prior art.
  • This is very advantageous because the zone of the propulsion unit in which the lower beam 125 is located is a hot zone of the propulsion unit. No additional cooling means of the beam is then necessary thanks to the present invention.
  • the lower beam 125 comprises, like the lower beam 25 of the prior art, two lower half-beams 125a, 125b distributed symmetrically with respect to the median plane of the nacelle.
  • Each lower half-beam 125a, 125b can receive guide rails in translation of the mobile inverter cover when the downstream section of the nacelle houses a thrust reverser device.
  • the upper half-beams 23a, 23b defining the upper beam 23 then also receive guide rails in translation of the movable inverter cover.
  • the present invention is intended to be implemented preferably on small nacelles, that is to say nacelles having an air inlet diameter of the order of 180 centimeters.
  • nacelles having an air inlet diameter of the order of 180 centimeters.
  • this size is only given as an indication and the present invention can quite be implemented on nacelles of different size, having a diameter in particular between 100 cm and 300 cm.
  • the present invention also relates to a propulsion unit comprising a nacelle according to the invention supporting a turbojet having a dilution ratio preferably comprised between 8 and 15.
  • a propulsion unit comprising a nacelle according to the invention supporting a turbojet having a dilution ratio preferably comprised between 8 and 15.
  • the present invention is not limited to the forms of realization of this nacelle and this propulsion unit, described above only as illustrative examples, but it embraces on the contrary all variants involving the technical equivalents of the means described and their combinations if they fall within the scope of the invention.

Abstract

The invention concerns a nacelle (100) for an aircraft turbojet engine, comprising: - a fixed internal structure (19) intended to receive an aircraft turbojet engine; - an external structure (21) that defines, with said fixed internal structure, a flow channel (17) for a secondary air flow; - a set of lower (125) and upper (23) beams, linked together by the fixed internal structure (19). The nacelle according to the invention is remarkable in that an external wall (126) of the lower beam (125) is designed to at least partially define an external aerodynamic line (135) of the nacelle, intended to come into contact with an air flow Fext external to said nacelle, said external wall (126) of the lower beam (125) being further designed to tolerate the damage caused by said external air flow Fext.

Description

Ensemble propulsif pour aéronef, à traînée aérodynamique réduite  Aircraft propulsion system with reduced aerodynamic drag
La présente invention concerne le domaine des nacelles de turboréacteur pour aéronef à haut taux dilution. The present invention relates to the field of turbojet engine nacelles for high dilution rate aircraft.
Un aéronef est mû par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle. L'ensemble propulsif constitué par un turboréacteur et la nacelle qui le reçoit est représenté à la figure 1 à laquelle on se réfère.  An aircraft is moved by several turbojets each housed in a nacelle. The propulsion unit constituted by a turbojet engine and the platform that receives it is shown in FIG. 1 to which reference is made.
L'ensemble propulsif 1 comprend une nacelle 3 supportant un turboréacteur 5. L'ensemble propulsif 1 est relié au fuselage de l'avion {non visible) par exemple grâce à un pylône 7 destiné à être suspendu sous une aile de l'avion.  The propulsion unit 1 comprises a nacelle 3 supporting a turbojet engine 5. The propulsion unit 1 is connected to the fuselage of the aircraft (not visible) for example by means of a pylon 7 intended to be suspended under a wing of the aircraft.
La nacelle 5 présente généralement une structure tubulaire comprenant une section amont 9 définissant une entrée d'air en amont du turboréacteur 5, une section médiane 11 destinée à entourer une soufflante du turboréacteur, une section aval 13 comprenant un capotage externe 15 pouvant abriter un dispositif d'inversion de poussée et destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur, et est généralement terminée par une tuyère d'éjection dont la sortie est située en avaj du turboréacteur.  The nacelle 5 generally has a tubular structure comprising an upstream section 9 defining an air inlet upstream of the turbojet engine 5, a median section 11 intended to surround a fan of the turbojet engine, a downstream section 13 comprising an outer cowling 15 able to house a device thrust reverser and intended to surround the combustion chamber of the turbojet, and is generally terminated by an ejection nozzle whose output is located avaj turbojet.
Cette nacelle abrite le turboréacteur S pouvant être du type double flux, apte à générer par l'Intermédiaire des aubes de la soufflante en rotation un flux d'air chaud (également appelé flux primaire), issu de la chambre de combustion du turboréacteur, et un flux d'air froid (flux secondaire) qui circule à l'extérieur du turboréacteur à travers une veine 17 (demi-veine 17a visible à la figure 2), également appelée canal annulaire, formé entre un carénage du turboréacteur et une paroi interne 18 (demi-paroi Interne 18a visible à la figure 2) de la structure externe 21 (demi-structure externe 2ia visible à la figure 2) de la nacelle. Les deux flux d'air sont éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle.  This nacelle houses the turbojet S which can be of the double flow type, able to generate through the blades of the rotating fan a flow of hot air (also called primary flow), from the combustion chamber of the turbojet, and a cold air flow (secondary flow) which circulates outside the turbojet engine through a vein 17 (half-vein 17a visible in FIG. 2), also called an annular channel, formed between a shroud of the turbojet engine and an inner wall 18 (internal half-wall 18a visible in Figure 2) of the outer structure 21 (external half-structure 2ia visible in Figure 2) of the nacelle. The two air flows are ejected from the turbojet engine from the rear of the nacelle.
On se réfère à la figure 2 sur laquelle on peut voir une demi-coquille droite 13a de nacelle qui constitue avec une deuxième deml-coquille (non représentée, obtenue par symétrie par rapport à un plan médian de la nacelle) la structure aval 13 de la nacelle apte à venir entourer la chambre de combustion du turboréacteur (non représenté sur cette figure). Il convient de noter que cette structure aval peut intégrer des moyens d'inversion de poussée, étant entendu que l'invention s'applique également au cas d'une nacelle lisse, c'est-à-dire dépourvue de moyens d'inversion de poussée.  Referring to FIG. 2, there can be seen a right half-shell 13a of a nacelle which, together with a second semi-shell (not shown, obtained by symmetry with respect to a median plane of the nacelle), forms the downstream structure 13 of the nacelle adapted to come surround the combustion chamber of the turbojet engine (not shown in this figure). It should be noted that this downstream structure can incorporate thrust reversal means, it being understood that the invention also applies to the case of a nacelle smooth, that is to say devoid of means of inversion of thrust.
Les références AV et AR désignent respectivement les parties avant (amont) et arrière (aval) de la deml-coquille 13a, par rapport au sens du flux d'air destiné à circuler à l'intérieur de cette demi-coquille 13a. En l'occurrence, cette demi-coquille 13a comporte une demi-structure interne 19a, définissant une demi-cavité C destinée à recevoir le turboréacteur (non représenté). Une structure interne 19 est obtenue par l'assemblage de deux demi- structures internes 19a et 19b (seule la demi-structure 19a est visible sur la figure 2, la demi-structure 19b étant positionnée symétriquement à la demi-structure 19a par rapport au plan médian de la nacelle). The references AV and AR respectively designate the front (upstream) and rear (downstream) parts of the deml-shell 13a, with respect to the direction of the flow of air intended to circulate inside this half-shell 13a. In this case, this half-shell 13a has an internal half-structure 19a, defining a half-cavity C for receiving the turbojet engine (not shown). An internal structure 19 is obtained by assembling two internal half-structures 19a and 19b (only the half-structure 19a is visible in FIG. 2, the half-structure 19b being positioned symmetrically with the half-structure 19a with respect to the median plane of the nacelle).
Cette demi-coquille 13a comporte également une structure externe 21a définissant, avec la demi-structure interne 19a, une demi-veine 17a destinée à être parcourue par un flux d'air froid circulant entre l'avant et l'arrière de la demi-coquille 13a et définissant, avec la demi-veine obtenue par symétrie par rapport au plan médian de la nacelle, la veine 17 ou canal annulaire.  This half-shell 13a also comprises an external structure 21a defining, with the inner half-structure 19a, a half-vein 17a intended to be traversed by a cold air flow flowing between the front and the back of the half shell 13a and defining, with the half-vein obtained by symmetry with respect to the median plane of the nacelle, the vein 17 or annular channel.
La liaison du moteur à l'aéronef est effectuée au moyen d'une structure de support comprenant deux demi-poutres longitudinales supérieures 23a, 23b (seule la demi-poutre 23a est visible sur la figure 2, la demi-poutre 23b étant positionnée symétriquement à la demi-poutre 23a par rapport au plan médian de la nacelle), classiquement appelées poutres 12 heures en raison de leur position au sommet de la nacelle et deux demi-poutres longitudinales inférieures 25a, 25b (seule la demi-poutre 25a est visible sur la figure 2, la demi-poutre 25b étant positionnée symétriquement à la demi-poutre 25a par rapport au plan médian de la nacelle), classiquement appelées poutres 6 heures en raison de leur position dans la partie inférieure de la nacelle. Les demi-poutres inférieures « 6 heures » 25a, 25b sont classiquement carénées au moyen de tôles de carénage 26 (représentées à la figure 3 représentant la nacelle 3 vue de dessous) destinées à venir au contact du flux d'air externe s'écoulant autour de la nacelle.  The connection of the engine to the aircraft is effected by means of a support structure comprising two upper half-longitudinal beams 23a, 23b (only the half-beam 23a is visible in FIG. 2, the half-beam 23b being positioned symmetrically to the half-beam 23a relative to the median plane of the nacelle), conventionally called beams 12 hours because of their position at the top of the nacelle and two lower half-beams 25a, 25b (only the half-beam 25a is visible in Figure 2, the half-beam 25b being positioned symmetrically to the half-beam 25a with respect to the median plane of the nacelle), conventionally called beams 6 hours because of their position in the lower part of the nacelle. The lower half-beams "6 hours" 25a, 25b are conventionally careened by means of fairing plates 26 (represented in FIG. 3 representing the nacelle 3 seen from below) intended to come into contact with the flow of external air flowing around the basket.
Les demi-poutres 12 heures et 6 heures sont liées entre elles d'une part par l'intermédiaire de la structure interne 19 entourant le turboréacteur et d'autre part par une structure sensiblement annulaire appelée cadre avant et formée généralement de deux demi-cadres avant 27a, 27b (seul le demi-cadre avant 27a est visible sur la figure 2, le demi-cadre avant 27b étant positionné symétriquement au demi-cadre avant 27a par rapport au plan médian de la nacelle) s'étendant chacun entre lesdites demi-poutres correspondantes de part et d'autre du plan médian de la nacelle. Ce cadre avant est destiné à être fixé à la périphérie d'un bord aval d'un carter de la soufflante du moteur et ainsi contribuer à la reprise et transmission des efforts entre les différentes parties de la nacelle et du turboréacteur. En outre, dans le cas d'une nacelle équipée d'un dispositif d'inversion de poussée à grilles, le cadre avant sert également à supporter les grilles de l'inverseur de poussée. Classiquement, un inverseur de poussée à grilles comprend deux demi- capots (formant le capotage externe 15 visible à la figure 1) montés chacun coulissant sur les demi-poutres supérieures 23a, 23b et inférieures 25a, 25b. Les demi-poutres supérieures et inférieures sont à cet effet généralement équipées de rails de guidage primaire et secondaire permettant un mouvement de coulissement des demi-capots de l'inverseur de poussée à grilles, sur sa demi-poutre associée entre alternativement une position de l'inverseur de poussée en jet direct selon laquelle les demi-capots assurent la continuité aérodynamique de la nacelle et une position de l'inverseur de poussée en jet inversé selon laquelle les demi-capots sont déplacés vers l'aval de la nacelle. The half-beams 12 hours and 6 hours are interconnected on the one hand via the internal structure 19 surrounding the turbojet and on the other hand by a substantially annular structure called front frame and generally formed of two half-frames before 27a, 27b (only the front half-frame 27a is visible in FIG. 2, the front half-frame 27b being positioned symmetrically to the front half-frame 27a with respect to the median plane of the pod) each extending between said half -poutres corresponding on both sides of the median plane of the nacelle. This front frame is intended to be attached to the periphery of a downstream edge of a casing of the engine blower and thus contribute to the recovery and transmission of forces between the different parts of the nacelle and the turbojet engine. In addition, in the case of a nacelle equipped with a thrust reverser device grids, the front frame is also used to support the gates of the thrust reverser. Conventionally, a gate thrust reverser comprises two half-covers (forming the external cowling 15 visible in Figure 1) each mounted sliding on the upper half-beams 23a, 23b and lower 25a, 25b. For this purpose, the upper and lower half-girders are generally equipped with primary and secondary guide rails allowing a sliding movement of the half-covers of the thrust reverser with grids, on its associated half-beam between alternately a position of the direct jet thrust reverser according to which the half-covers provide the aerodynamic continuity of the nacelle and a position of the inverted jet thrust reverser in which the half-covers are moved downstream of the nacelle.
Le taux de dilution d'un turboréacteur est défini par le rapport entre la masse d'air du flux d'air froid traversant la veine de l'ensemble propulsif et la masse du flux d'air chaud traversant le turboréacteur. Dans les moteurs à haut taux de dilution (par exemple un ratio de 10), le diamètre de la veine 17 de circulation du flux d'air froid est augmenté par rapport à un moteur à taux de dilution moins important.  The dilution ratio of a turbojet engine is defined by the ratio between the air mass of the cold air flow passing through the vein of the propulsion unit and the mass of the flow of hot air passing through the turbojet engine. In engines with a high dilution ratio (for example a ratio of 10), the diameter of the flow vane 17 of the cold air flow is increased compared with a motor with a lower dilution ratio.
L'augmentation du diamètre de la veine 17 entraîne un éloignement radial, par rapport à l'axe longitudinal de l'ensemble propulsif, des demi-poutres inférieures « 6 heures » 25a, 25b.  The increase in the diameter of the vein 17 results in a radial distance, relative to the longitudinal axis of the propulsion unit, of the lower half-girders "6 hours" 25a, 25b.
On se réfère aux figures 3 à 5 sur lesquelles on a schématisé, pour une meilleure compréhension, cet éloignement radial des demi-poutres inférieures « 6 heures » 25a, 25b induit par l'augmentation du diamètre de la veine 17.  FIGS. 3 to 5 show schematically, for a better understanding, this radial spacing of the lower half-beams "6 hours" 25a, 25b induced by the increase in the diameter of the vein 17.
L'éloignement radial des demi-poutres inférieures 25a, 25b entraîne un éloignement radial des tôles de carénage 26 (visibles à la figure 3 illustrant la nacelle vue de dessous) fixées sur la paroi externe des demi-poutres inférieures « 6 heures » et venant au contact d'un flux d'air externe Fext s'écoulant autour de la nacelle. The radial distance of the lower half-girders 25a, 25b causes a radial distance of the fairing plates 26 (visible in Figure 3 illustrating the nacelle seen from below) fixed on the outer wall of the lower half-girders "6 hours" and coming in contact with an external air flow F ext flowing around the nacelle.
On se réfère à la figure 4 illustrant la section aval 13 de la nacelle en coupe longitudinale sur laquelle on a représenté une ligne aérodynamique 29 définie par les tôles de carénage 26 et une ligne aérodynamique 31 que l'on obtiendrait lorsque le diamètre de la veine 17 aurait été augmenté afin d'obtenir un moteur à taux de dilution plus important.  Referring to Figure 4 illustrating the downstream section 13 of the nacelle in longitudinal section on which there is shown an aerodynamic line 29 defined by the shroud plates 26 and an aerodynamic line 31 that would be obtained when the diameter of the vein 17 would have been increased in order to obtain a motor with a higher dilution rate.
On remarque sur cette figure que la ligne aérodynamique externe 31 de la nacelle s'est éloignée radialement par rapport à l'axe longitudinal 33 de la nacelle et par rapport à la ligne aérodynamique externe 29 obtenue pour un moteur à taux de dilution inférieur.  It will be noted in this figure that the external aerodynamic line 31 of the nacelle has moved radially away from the longitudinal axis 33 of the nacelle and with respect to the external aerodynamic line 29 obtained for a motor with a lower dilution ratio.
Cette augmentation du diamètre de la nacelle entraîne une augmentation de la taille et de la masse de la nacelle. De plus, cela entraîne également directement une augmentation de la taille du « beavertail » ou « six o'clock rear beam fairing », terme anglo-saxon employé pour désigner le carénage 35 en forme de « queue de castor » en aval de la nacelle et visible aux figures 3 et 5. L'augmentation de la taille et de la masse de la nacelle et du « beavertail » entraîne une augmentation de la traînée aérodynamique de la nacelle. This increase in the diameter of the nacelle causes an increase in the size and mass of the nacelle. Moreover, it entails also directly an increase in the size of the "beavertail" or "six o'clock rear beam fairing", an Anglo-Saxon term used to designate the fairing 35 in the form of a "beaver tail" downstream of the nacelle and visible in FIGS. and 5. Increasing the size and mass of the nacelle and the "beavertail" will increase the aerodynamic drag of the nacelle.
La présente invention vise à résoudre les inconvénients de l'art antérieur, et vise en particulier à fournir une nacelle pour turboréacteur d'aéronef à haut taux de dilution, présentant une traînée aérodynamique réduite par rapport aux nacelles de l'art antérieur.  The present invention aims to solve the drawbacks of the prior art, and aims in particular to provide a nacelle for aircraft turbojet engine with a high dilution ratio, having reduced aerodynamic drag compared to nacelles of the prior art.
Pour ce faire, la présente invention se rapporte à une nacelle pour turboréacteur d'aéronef, comprenant :  To this end, the present invention relates to a nacelle for an aircraft turbojet, comprising:
une structure interne fixe destinée à recevoir un turboréacteur d'aéronef ;  a fixed internal structure intended to receive an aircraft turbojet engine;
une structure externe, définissant avec ladite structure interne fixe, une veine de circulation d'un flux d'air secondaire ;  an external structure, defining with said fixed internal structure, a flow vein of a secondary air flow;
un ensemble de poutres inférieure et supérieure, reliées entre elles par la structure interne fixe,  a set of lower and upper beams, interconnected by the fixed internal structure,
ladite nacelle étant remarquable en ce qu'une paroi externe de la poutre inférieure est conçue pour définir au moins partiellement une ligne aérodynamique externe de la nacelle, destinée à venir au contact d'un flux d'air externe à ladite nacelle, ladite paroi externe de la poutre inférieure étant en outre conçue pour être tolérante aux dommages engendrés par ledit flux d'air externe. said nacelle being remarkable in that an outer wall of the lower beam is designed to define at least partially an external aerodynamic line of the nacelle, intended to come into contact with an air flow external to said nacelle, said outer wall; the lower beam being further adapted to be tolerant of the damage caused by said external air flow.
Ainsi, en prévoyant une nacelle dont la paroi externe de la poutre inférieure est conçue pour définir au moins partiellement une ligne aérodynamique externe de la nacelle et pour être tolérante aux dommages engendrés par le flux d'air externe à ladite nacelle, on supprime les tôles aérodynamiques de carénage présentes dans l'art antérieur. Ceci permet de diminuer l'épaisseur radiale de la poutre inférieure par rapport à l'épaisseur obtenue pour une poutre inférieure utilisée dans un turboréacteur à taux de dilution équivalent.  Thus, by providing a nacelle whose outer wall of the lower beam is designed to at least partially define an aerodynamic external line of the nacelle and to be tolerant to damage caused by the air flow external to said nacelle, it removes the sheets aerodynamic fairing present in the prior art. This makes it possible to reduce the radial thickness of the lower beam with respect to the thickness obtained for a lower beam used in a turbojet engine of equivalent dilution ratio.
Cela permet de réduire, par rapport à l'art antérieur pour un turboréacteur présentant un taux de dilution égal à celui de la présente invention, à la fois les dimensions de la nacelle, déterminée par son diamètre, et celles du « beavertail », terme anglo-saxon utilisé pour définir le carénage externe en aval de la nacelle dont ses dimensions sont directement fonction de l'éloignement radial de la poutre par rapport à l'axe longitudinal de l'ensemble propulsif. En parvenant à réduire par rapport à l'art antérieur les dimensions de la nacelle et du « beavertail » utilisés pour un turboréacteur présentant un taux de dilution égal à celui de l'art antérieur, on diminue la masse de la nacelle et du « beavertail », ce qui permet avantageusement de réduire la traînée aérodynamique de la nacelle. This makes it possible to reduce, compared to the prior art for a turbojet having a dilution ratio equal to that of the present invention, both the dimensions of the nacelle, determined by its diameter, and those of the "beavertail", term Anglo-Saxon used to define the external fairing downstream of the nacelle whose dimensions are directly a function of the radial distance of the beam relative to the longitudinal axis of the propulsion unit. By reducing the dimensions of the nacelle and "beavertail" used for a turbojet engine with a dilution ratio equal to that of the prior art compared with the prior art, the weight of the nacelle and the beavertail is reduced. Which advantageously makes it possible to reduce the aerodynamic drag of the nacelle.
En outre, la suppression des tôles aérodynamiques de carénage prévues dans l'art antérieur permet à la poutre inférieure « 6 heures » de se trouver directement au contact du flux d'air externe. Ainsi, le flux d'air externe vient lécher la poutre inférieure 6 heures, ce qui permet de refroidir plus efficacement la poutre inférieure par rapport à l'art antérieur. Cela est très avantageux car la zone de l'ensemble propulsif dans laquelle est située la poutre inférieure 6 heures est une zone chaude de l'ensemble propulsif. Aucun moyen de refroidissement complémentaire de la poutre n'est alors nécessaire grâce à la présente invention.  In addition, the removal of aerofoil plates fairing provided in the prior art allows the lower beam "6 hours" to be directly in contact with the external air flow. Thus, the external air flow licks the lower beam 6 hours, which allows to cool more effectively the lower beam compared to the prior art. This is very advantageous because the zone of the propulsion unit in which is located the lower beam 6 hours is a hot zone of the propulsion unit. No additional cooling means of the beam is then necessary thanks to the present invention.
Selon des caractéristiques optionnelles de la présente invention, la structure externe de la nacelle de l'invention abrite des moyens d'inversion de poussée comprenant au moins un capot mobile d'inverseur, et les poutres inférieure et supérieure reçoivent des rails de guidage en translation dudit capot mobile d'inverseur.  According to optional features of the present invention, the external structure of the nacelle of the invention houses thrust reversing means comprising at least one movable reverser cowl, and the lower and upper beams receive translational guide rails. of said movable inverter cover.
Par ailleurs, la poutre inférieure de la nacelle de l'invention comprend deux demi-poutres réparties de façon symétrique par rapport à un plan médian de la nacelle.  Furthermore, the lower beam of the nacelle of the invention comprises two half-beams distributed symmetrically with respect to a median plane of the nacelle.
L'invention concerne encore un ensemble propulsif pour aéronef, remarquable en ce qu'il comprend une nacelle selon l'invention et un turboréacteur supporté par ladite nacelle, ledit turboréacteur présentant un taux de dilution compris entre 8 et 15.  The invention also relates to a propulsion unit for aircraft, remarkable in that it comprises a nacelle according to the invention and a turbojet engine supported by said nacelle, said turbojet engine having a dilution ratio of between 8 and 15.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels : Other features and advantages of the invention will appear on reading the detailed description which follows for the understanding of which reference will be made to the appended drawings in which:
- la figure 1 illustre un ensemble propulsif en vue isométrique ;  FIG. 1 illustrates a propulsive assembly in isometric view;
la figure 2 représente une demi-coquille de section aval de nacelle ; la figure 3 est une vue de dessous de la nacelle, centrée sur sa section aval ;  FIG. 2 represents a half-shell of downstream section of nacelle; Figure 3 is a bottom view of the nacelle, centered on its downstream section;
la figure 4 représente la section aval de la nacelle en coupe longitudinale sur laquelle sont représentées les lignes aérodynamiques de la nacelle ;  FIG. 4 represents the downstream section of the nacelle in longitudinal section on which are represented the aerodynamic lines of the nacelle;
la figure 5 est une vue de côté de la section aval de la nacelle ; la figure 6 est une vue de dessous de la nacelle selon l'invention, centrée sur sa section aval. Figure 5 is a side view of the downstream section of the nacelle; Figure 6 is a bottom view of the nacelle according to the invention, centered on its downstream section.
Dans la description et les revendications, les expressions « interne » et « externe » sont utilisées à titre non limitatif en référence à l'éloignement radial par rapport à l'axe longitudinal de la nacelle, l'expression « interne » définissant une zone radialement plus proche de l'axe longitudinal de la nacelle, par opposition à l'expression « externe ». In the description and the claims, the terms "internal" and "external" are used in a nonlimiting manner with reference to the radial distance relative to the longitudinal axis of the nacelle, the expression "internal" defining a zone radially. closer to the longitudinal axis of the nacelle, as opposed to the term "external".
En outre, sur l'ensemble des figures, des références identiques ou analogues représentent des organes ou ensembles d'organes identiques ou analogues.  In addition, throughout the figures, identical or similar references represent the same or similar organs or sets of members.
On se réfère à la figure 6, sur laquelle est représentée une nacelle 100 selon l'invention, en vue de dessous. Referring to Figure 6, which shows a nacelle 100 according to the invention, seen from below.
La nacelle selon la présente invention diffère de celle présentée en référence aux figures 1 à 5 en ce que la poutre inférieure « six heures » 125 présente une paroi externe 126 conçue pour définir au moins partiellement une ligne aérodynamique externe de la nacelle. On entend par l'expression « conçue pour définir au moins partiellement une ligne aérodynamique externe de la nacelle » la caractéristique selon laquelle la poutre 125 rejoint la ligne aérodynamique externe 129 de la nacelle. En d'autres termes, c'est directement la paroi extérieure 126 de la poutre inférieure 125 qui est destinée à venir au contact d'un flux d'air externe Fext à ladite nacelle. La poutre inférieure 125 est ainsi conçue pour être tolérante aux dommages engendrés par le flux d'air externe Fext s'écoulant autour de la nacelle 100. The nacelle according to the present invention differs from that presented with reference to Figures 1 to 5 in that the "six-hour" lower beam 125 has an outer wall 126 designed to at least partially define an aerodynamic external line of the nacelle. The expression "designed to define at least partially an aerodynamic external line of the nacelle" is understood to mean the characteristic according to which the beam 125 joins the external aerodynamic line 129 of the nacelle. In other words, it is directly the outer wall 126 of the lower beam 125 which is intended to come into contact with an external air flow F ext to said nacelle. The lower beam 125 is thus designed to be tolerant to the damage caused by the external air flow F ext flowing around the nacelle 100.
Comme précédemment indiqué, le fait de prévoir une nacelle dont la paroi externe 126 de la poutre inférieure 125 est conçue pour définir au moins partiellement la ligne aérodynamique externe 139 de la nacelle et est destinée à venir au contact d'un flux d'air externe Fext à ladite nacelle, on supprime les tôles aérodynamiques de carénage présentes dans l'art antérieur. Ceci permet de diminuer l'épaisseur radiale de la poutre inférieure 125 par rapport à l'épaisseur obtenue pour une poutre inférieure de l'art antérieur, utilisée dans un turboréacteur à taux de dilution équivalent. As previously indicated, the fact of providing a nacelle whose outer wall 126 of the lower beam 125 is designed to at least partially define the aerodynamic external line 139 of the nacelle and is intended to come into contact with an external air flow F ext to said nacelle, it removes aerodynamic fairing sheets present in the prior art. This makes it possible to reduce the radial thickness of the lower beam 125 relative to the thickness obtained for a lower beam of the prior art, used in a turbojet engine of equivalent dilution ratio.
Cela permet de réduire, par rapport à l'art antérieur pour un turboréacteur présentant un taux de dilution égal à celui de la présente invention, à la fois les dimensions de la nacelle, déterminée par son diamètre, et celles du « beavertail » 135. La masse de la nacelle 125 et du « beavertail » 135 est ainsi diminuée par rapport à l'art antérieur pour un turboréacteur présentant un taux de dilution équivalent. La traînée aérodynamique de la nacelle 125 est alors réduite. This makes it possible to reduce, compared with the prior art for a turbojet having a dilution ratio equal to that of the present invention, both the dimensions of the nacelle, determined by its diameter, and those of the "beavertail" 135. The mass of the nacelle 125 and the "beavertail" 135 is thus reduced compared to the prior art for a turbojet engine having an equivalent dilution ratio. The aerodynamic drag of the nacelle 125 is then reduced.
De plus, la suppression des tôles aérodynamiques de carénage prévues dans l'art antérieur permet à la poutre inférieure 125 de se trouver directement au contact du flux d'air externe Fext. Ainsi, le flux d'air externe Fext vient lécher la poutre inférieure 125, ce qui permet de refroidir plus efficacement la poutre inférieure 125 par rapport à l'art antérieur. Cela est très avantageux car la zone de l'ensemble propulsif dans laquelle est située la poutre inférieure 125 est une zone chaude de l'ensemble propulsif. Aucun moyen de refroidissement complémentaire de la poutre n'est alors nécessaire grâce à la présente invention. In addition, the removal of aerofoil fairing sheets provided in the prior art allows the lower beam 125 to be directly in contact with the external air flow F ext . Thus, the external air flow F ext licks the lower beam 125, which allows to cool more effectively the lower beam 125 relative to the prior art. This is very advantageous because the zone of the propulsion unit in which the lower beam 125 is located is a hot zone of the propulsion unit. No additional cooling means of the beam is then necessary thanks to the present invention.
Par ailleurs, la poutre inférieure 125 comprend, comme la poutre inférieure 25 de l'art antérieur, deux demi-poutres inférieures 125a, 125b réparties symétriquement par rapport au plan médian de la nacelle. Chaque demi-poutre inférieure 125a, 125b peut recevoir des rails de guidage en translation du capot mobile d'inverseur lorsque la section aval de la nacelle abrite un dispositif d'inversion de poussée. Les demi-poutres supérieures 23a, 23b définissant la poutre supérieure 23 reçoivent alors également des rails de guidage en translation du capot mobile d'inverseur.  Furthermore, the lower beam 125 comprises, like the lower beam 25 of the prior art, two lower half-beams 125a, 125b distributed symmetrically with respect to the median plane of the nacelle. Each lower half-beam 125a, 125b can receive guide rails in translation of the mobile inverter cover when the downstream section of the nacelle houses a thrust reverser device. The upper half-beams 23a, 23b defining the upper beam 23 then also receive guide rails in translation of the movable inverter cover.
La présente invention est destinée à être mise en œuvre de façon préférée sur des nacelles de petite taille, c'est-à-dire des nacelles présentant un diamètre d'entrée d'air de l'ordre de 180 centimètres. Bien entendu, cette taille est uniquement donnée à titre indicatif et la présente invention peut tout à fait être mise en œuvre sur des nacelles de taille différentes, présentant un diamètre notamment compris entre 100 cm et 300 cm.  The present invention is intended to be implemented preferably on small nacelles, that is to say nacelles having an air inlet diameter of the order of 180 centimeters. Of course, this size is only given as an indication and the present invention can quite be implemented on nacelles of different size, having a diameter in particular between 100 cm and 300 cm.
Par ailleurs, la présente invention concerne également un ensemble propulsif comprenant une nacelle selon l'invention supportant un turboréacteur présentant un taux de dilution compris préférentiellement entre 8 et 15. Comme il va de soi, la présente invention ne se limite pas aux seules formes de réalisation de cette nacelle et de cet ensemble propulsif, décrites ci-dessus uniquement à titre d'exemples illustratifs, mais elle embrasse au contraire toutes les variantes faisant intervenir les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention.  Furthermore, the present invention also relates to a propulsion unit comprising a nacelle according to the invention supporting a turbojet having a dilution ratio preferably comprised between 8 and 15. As is obvious, the present invention is not limited to the forms of realization of this nacelle and this propulsion unit, described above only as illustrative examples, but it embraces on the contrary all variants involving the technical equivalents of the means described and their combinations if they fall within the scope of the invention.

Claims

REVENDICATIONS
1. Nacelle (100) pour turboréacteur d'aéronef, comprenant : 1. Nacelle (100) for an aircraft turbojet, comprising:
une structure interne fixe (19) destinée à recevoir un turboréacteur d'aéronef ; a fixed internal structure (19) intended to receive an aircraft turbojet engine;
une structure externe (21), définissant avec ladite structure interne fixe, une veine (17) de circulation d'un flux d'air secondaire ; an external structure (21), defining with said fixed internal structure, a vein (17) for circulating a secondary air flow;
un ensemble de poutres inférieure (125) et supérieure (23), reliées entre elles par la structure interne fixe (19), a set of lower (125) and upper (23) beams, connected together by the fixed internal structure (19),
ladite nacelle étant caractérisée en ce qu'une paroi externe (126) de la poutre inférieure (125) est conçue pour définir au moins partiellement une ligne aérodynamique externe (135) de la nacelle, destinée à venir au contact d'un flux d'air externe Fext à ladite nacelle, ladite paroi externe (126) de la poutre inférieure (125) étant en outre conçue pour être tolérante aux dommages engendrés par ledit flux d'air externe Fext. said nacelle being characterized in that an external wall (126) of the lower beam (125) is designed to at least partially define an external aerodynamic line (135) of the nacelle, intended to come into contact with a flow of external air F ext to said nacelle, said external wall (126) of the lower beam (125) being further designed to be tolerant to damage generated by said external air flow F ext .
2. Nacelle (100) selon la revendication 1, caractérisée en ce que la structure externe (21) de la nacelle abrite des moyens d'inversion de poussée comprenant au moins un capot mobile d'inverseur, et en ce que les poutres inférieure (125) et supérieure (23) reçoivent des rails de guidage en translation dudit capot mobile d'inverseur. 2. Nacelle (100) according to claim 1, characterized in that the external structure (21) of the nacelle houses thrust reversal means comprising at least one movable reverser cover, and in that the lower beams ( 125) and upper (23) receive guide rails in translation of said movable inverter cover.
3. Nacelle (100) selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisée en ce que la poutre inférieure (125) comprend deux demi-poutres (125a, 125b) réparties de façon symétrique par rapport à un plan médian de la nacelle. 3. Nacelle (100) according to one of claims 1 or 2, characterized in that the lower beam (125) comprises two half-beams (125a, 125b) distributed symmetrically relative to a median plane of the nacelle.
4. Ensemble propulsif pour aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend une nacelle (100) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3 et un turboréacteur supporté par ladite nacelle, ledit turboréacteur présentant un taux de dilution compris entre 8 et 15. 4. Propulsion assembly for aircraft, characterized in that it comprises a nacelle (100) according to any one of claims 1 to 3 and a turbojet supported by said nacelle, said turbojet having a dilution ratio of between 8 and 15.
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